Безнасосный криогенный жидкостный ракетный двигатель (варианты). Индия испытала криогенный двигатель Принцип работы криогенной рефрижераторной установки

Компания Dearman в партнерстве с учеными, руководителями промышленных предприятий и специалистами в криогенном оборудовании специализируется на разработке технологий, использующих сжиженные газы. Главным достижением этих исследований является двигатель Dearman – новейший поршневой двигатель, работающий за счет ​​расширения жидкого азота или жидкого воздуха и производящий экологически чистый холод и механическую энергию.

При переходе азота из жидкого в газообразное агрегатное состояние этот газ расширяется в 710 раз. Это увеличение объема и используется для привода поршней двигателя. Двигатели Dearman работают как паровые двигатели высокого давления, но при низкой температуре кипения жидкого азота. Это означает, что в качестве источника тепловой энергии может быть использовано как бросовое тепло, так и температура окружающего воздуха, что устраняет необходимость в традиционном топливе.

Уникальной особенностью двигателей Dearman является использование в качестве теплоносителя смеси воды и гликоля. Когда этот теплоноситель смешивается с чрезвычайно охлажденным азотом, эта жидкость квазиизотермически расширяется, что значительно повышает эффективность работы двигателя.

Важно отметить, что в процессе работы двигателя Dearman происходит эмиссия только воздуха или азота, без выбросов окислов азота (NOx), углекислого газа (CO2) или твердых частиц.

Dearman технология имеет множество преимуществ по сравнению с другими низкоуглеродистыми технологиями:

• Низкие капитальные затраты и связанный углерод – Dearman двигатели изготовлены из обычных материалов, с использованием технологий, распространенных в промышленности по производству двигателей.
• Быстрая заправка – жидкий газ может быть передан между резервуарами на высоких скоростях. Современная газовая промышленность использует системы, способные перегонять более 100 литров жидкого газа в минуту.
• Большие объемы существующей инфраструктуры – газовая промышленность имеет глобальный характер. В настоящее время имеется достаточно развитое производство жидкого азота, способное обеспечить работу тысяч двигателей Dearman.
• Эффективность процесса производства "топлива" – сжижение воздуха давно отработанный процесс, для которого требуется только воздух и электричество.

• Производственные мощности для сжижения воздуха можно использовать очень гибко – например, в нерабочее часы или во время неполной загрузки. Для дополнительного сокращения затрат можно применять возобновляемые источники энергии.

Как это работает

Двигатель Dearman работает следующим образом:
1. теплоноситель закачивается в цилиндры двигателя, заполняя почти весь их объем;

2. затем в цилиндр вводят криогенный азот, который вступает в контакт с теплообменной жидкостью и начинает расширяться;

3. тепло от теплоносителя поглощается расширяющимся газом, в результате чего происходит почти изотермическое расширение;

4. поршень двигается вниз, выпускной клапан открывается, и смесь газа с жидким теплоносителем выходит из двигателя;

5. теплоноситель восстанавливается, нагревается и многократно используется, в то время как азот или воздух выпускается в атмосферу.

Как уже было сказано, для работы теплового двигателя требуются шк теплоты и холодильник, который по определению должен иметь более ю температуру. Почти всегда температура холодильника равна температуре ^ющего воздуха, тогда как температура источника тепла камеры сгорания, ого реактора или солнечного коллектора может варьироваться. Однако в е источника тепла можно использовать тело с температурой окружающей iJ При этом холодильник должен будет иметь более низкую температуру, ю можно получить с помощью криогенных жидкостей, кие двигатели получили название криогенных. Известны разработки _ри ментальных двигателей, работающих по открытому циклу Ренкина ользованием жидкого азота. На рис. 3.16 представлена схема такой ус - *и.

лкий азот находится в специальном криогенном резервуаре под давлени - Из этого резервуара жидкость направляется в теплообменник, через ко - к рабочему телу подводится некоторое количество теплоты, достаточное; о испарения. При этом мы получим уже газообразный азот с давлением pt __ иературой Tv

исходном положении выпускной клапан рабочего цилиндра закрыт, а впуск - I ікрьіт. В цилиндр поступает |і кмолей испарившегося азота. Действующее. ень давление газа заставляет его опускаться. Данный процесс происхо - ‘олводом тепла при постоянных давлении (р2 = р,) и температуре (Т2= Ту) пор, пока газ не заполнит объем цилиндра v2.

Мы имеем:

В следующем рабочем положении впускной клапан закрывается. Высомг давление газа внутри цилиндра приведет к продолжению движения поршня увеличению объема до тех пор, пока давление газа не станет равным р3 а занк маемый им объем - v3. Этот процесс может происходить как изотермическ" (Т3 = Ту) с продолжением подвода тепла, так и адиабатически (Т3 < Тх) в завн! симости от типа используемого устройства. Рассмотрим более предпочтительны изотермический процесс:

Рассмотрим теперь случай адиабатического расширения, который в реальных ■товиях осуществить гораздо легче. Если во время расширения теплообмен от - ствует, то температура газа будет изменяться по следующему закону:

Здесь для азота у = 1,4. Производимая при расширении работа

с, = R/(y - 1) = 20,8 кДжДкмоль К).

И/атм=Ра™""3 = ^ЛТ3"

В этом случае полезная работа будет равна

И s = pRT1-pRT3 + W23 = iiRT{Tl-T3) + iicv(T1-T3) = ii{Tl-T3)R-?-i. (38)

Таким образом, в рассмотренном выше примере конечная работа, полученн при расширении, окажется равной 4,2 МДж/кмоль, или 150 кДж/кг. Сравнич эту цифру с 5,7 МДж/кмоль, или 204 кДж/кг, для случая изотермического рас­ширения и с удельной теплотой сгорания бензина 47 ООО кДж/кг.

Ясно, что удельная энергия криогенного рабочего тела может быть увеличена -> счет повышения рабочего давления. Однако этот прирост подчиняется логарифмиче-| скому закону. Так, при увеличении давления в 10 раз (до 10 МПа) удельная энег ■ гия возрастет до 11,4 МДж/кмоль, или всего в 2 раза. Заметим, что давлені 10 МПа соответствует 100 атм. Создание двигателя на такое рабочее давление - сложная техническая задача: двигатель окажется тяжелым и очень дорогим.

Бензиновые двигатели внутреннего сгорания имеют средний КПД на урог не 20 %. То есть полезная работа в расчете на 1 кг рабочего тела в бензиново двигателе равна 8000 кДж/кг и более, или почти в 40 раз больше, чем в криоген­ном двигателе.

В созданных первых экспериментальных образцах криогенных двигателей до­стигнутые значения удельной работы составляли менее 50 кДж/кг. В демонстра­ционном автомобиле с таким двигателем на 0,3 мили пути затрачивался 1 галло азота. То есть пока не удалось создать достаточно практичный криогенный дви гатель. Возможно, что после соответствующих доработок эффективность так:*" двигателей можно значительно улучшить1).

Криогенные двигатели для транспортных средств не обеспечивав пока большого пробега. В настоящее время стоимость жидкого азота равна оке 0,5 долл./кг, или 1,52 долл./галлон. С учетом достигнутых значений удельног пробега это значит, что при одинаковом пробеге стоимость используемого д - этого топлива будет в десятки раз больше, чем у бензиновых двигателей.

При этом больший удельный расход «топлива» требует большего его запа на транспортном средстве. А это, в свою очередь, приводит к уменьшению п лезного груза, который может перевозить автомобиль.

Прим. ред. Первым и одним из немногих разработчиков криогенного двигателя являє. Вашингтонский университет (США), который создал свой прототип LN2000 на базе почтово автомобиля Grumman-Olson. На автомобиль был установлен опытный 5-цилиндровый двигате мощностью 15 л. с., работающий на жидком азоте по открытому циклу Ренкина. Криогенны» двигатель обеспечивал максимальную скорость автомобиля 35,4 км/ч, а сосуд Дюара объек 80 л, который использовался для хранения жидкого азота под давлением 24 бара, обеспечив запас хода около 2 миль (3,2 км). Криогенный автомобиль был создан в середине 90-х годов і ходе поиска энергоустановок для автомобиля экологической категории ZEV (с нулевыми вь_ бросами), альтернативных электроприводу. В России также имеются энтузиасты, пытающие создать эффективный криогенный двигатель. Однако значительных успехов, говорящих о пе спективности и актуальности этого направления для автомобильного транспорта, ни в Росси, ни за рубежом, пока не достигнуто.

Единственным несомненным преимуществом криогенных двигателей являет - н экологическая чистота. Однако экологическая безвредность таких систем іеко не нулевая, поскольку для получения жидкого азота необходимы затраты ргии, сопровождающиеся вредными выбросами. Вопрос состоит в том, ком - нсируют ли экологические преимущества серьезные недостатки криогенных гателей, описанные выше.

Докажите, что теоретическая эффективность двигателя Стирлинга без реге­нерации

где ПCamot - эффективность цикла Карно, соответствующего данному тем­пературному диапазону; v - число степеней свободы рабочего тела (газа); г - степень сжатия.

Какой газ лучше использовать в качестве рабочего тела? Объясните почему?

В примерах мы принимали степень сжатия равной 10. Какой была бы эф­фективность двигателя при степени сжатия 20? Какие недостатки будут иметь гсто при более высокой степени сжатия? Есть ли смысл увеличивать степень сжатия?

Нарисуйте процессы, характерные для двигателя Стирлинга, в диаграммах и Т, S для примера, приведенного в тексте. Какой физический смысл имеют дли под кривыми р, V - и 7~, .У - за в и с и м остей?

Рассмотрим два цилиндра А и В, внутри которых находятся поршни. Ра - е объемы внутри цилиндров могут меняться независимо. Максимальный ч каждого из этих цилиндров 10 м3, минимальный объем нулевой. Цилинд - гмдравлически соединены между собой так, что газ в любой точке объемов цилиндров будет иметь одинаковое давление. В начальный момент вре- объем цилиндра А равен 10 м3, а цилиндра В - нулю. Другими словами, ень А будет подниматься, а поршень В опускаться. Показатель адиабаты его тела у = 1,4.

жолько газа (кмоль) находится в системе при давлении 0,1 МПа и темпера - “гре 400 К.

3. Теперь представим, что поршень А поднялся так, что объем в цилиндре умек шился до 1 м3, а объем в цилиндре В остался неизменным. Чему равны т> пература газа и его давление при условии адиабатического процесса? Как энергия затрачена при сжатии?

4. Затем поршни стали двигаться одновременно до тех пор, пока объем в ц линдре А не стал равным нулю, а в цилиндре В - 1 м3. Чему равны давлен, и температура газа в цилиндре В!

5. Следующим этапом является передача теплоты в цилиндр В так, что* объем увеличился до 10 м3. Температура газа во время процесса не и> меняется. Сколько теплоты было предано газу во время этого процесс Какую работу совершил поршень В? Каково давление газа в конечном сс стоянии?

6. Теперь поршень В начинает подниматься, тогда как поршень А опускаете Происходит перетекание газа из одного цилиндра в другой. Этот проце». теоретически происходит без затрат энергии. Из цилиндра А теплота сбр сывается в окружающую среду, и газ охлаждается до температуры 400 В конечном положении, когда цилиндр А имеет максимальный объем, ці считается полностью завершенным. Сколько энергии в течение этого прс цесса было сброшено в окружающую среду?

7. Чему равна эффективность данной машины, т. е. чему равно отношение с" марной произведенной работы к поступившей от нагревателя теплоте?

8. Как эта эффективность соотносится с эффективностью цикла Карно?

9. Нарисуйте рассмотренные процессы в р, У - и 7, ^диаграммах.

10. Получите формулу для эффективности в зависимости от степени сжатия Нарисуйте кривую зависимости КПД от г в диапазоне 1 < г < 100.

11. Если полученное значение эффективности окажется явно завышенным (н реалистичным), например, равным 10 000, какой тогда будет действителы эффективность? Может ли она превышать эффективность цикла Карно? Об ясните свои выводы.

3.4. Представим себе некоторую машину, снабженную искровым двигател.: внутреннего сгорания (цикл Отто). Этот двигатель использует бензин (для пр< стоты допустим, что бензин состоит из чистого пентана), и поэтому его степе сжатия ограничена и равна девяти. Номинальный удельный расход топлива а томобиля 40 миль/галлон.

Поскольку в бензиновых двигателях в качестве топлива можно использовать ъ нол, владелец машины решил перевести её на этот вид топлива. При этом степ», сжатия "увеличилась до 12. Примем, что в любом случае реальная эффективное автомобиля приблизительно равна половине теоретической эффективности. Че равен удельный расход топлива автомобилем на этаноле?

Низшая теплота сгорания и плотность рассматриваемых веществ: пентана - 28.16 МДж/л, 0,626 кг/л; этанола - 21,15 МДж/л, 0,789 кг/л.

Решите эту задачу дважды, один раз для у = 1,67, а другой для у = 1,4.

3.5. Рассмотрим цилиндр с бесфрикционным поршнем. В начальной стадии эк­сперимента он содержит 1 л газа (у = 1,4, с. = 20 кДж/(К кмоль)) при темпера - ■ре 400 К и давлений 105 Па.

Сколько газа в кмолях находится в цилиндре?

2 Чему в данном случае равно произведение pV!

ГКсть теперь поршень перемещается с уменьшением объема газа до 0,1 л. Сжа­тие происходит адиабатически.

Чему равно давление газа после сжатия? і Чему стала равна температура газа?

J Какая работа была совершена компрессором?

1 мерь к газу изотермически подведем 500 Дж теплоты.

і Чему после этого стал равен объем газа?

Чему стало равно лавление?

Поскольку при подводе теплоты газ расширяется (поршень перемещается), какую работу он совершает?

Г „чъ теперь газ расширяется адиабатически до тех пор, пока его объем не ста - равным 1 л.

Чему равно давление газа после адиабатического расширения? і Чему равна температура газа?

какая работа совершена при адиабатическом расширении?

Перь пусть теплота от газа отводится изотермически, пока его давление не іет равным 105 Па. При этом система возвращается в состояние 1.

2. Чему равна суммарная работа поршня, переданная внешней нагрузке? каково общее количество теплоты, полученной системой (отведенную теп - .оту здесь не учитываем)?

Чему равна эффективность устройства?

5 Чему равна соответствующая эффективность цикла Карно?

№ Нарисуйте процессы и весь цикл в р. К-диаграмме.

Предположим, что бензин имеет октановое число 86. Октановое число этанола равно 160. Примем у= 1,4.

1. Как изменилась теплотворная способность 1 л смеси по сравнению с тепло­творной способностью чистого бензина?

2. Чему равно октановое число всей смеси?

Примем, что максимально допустимая степень сжатия топлива г = 0,093 Ог, гле Ог - октановое число.

3. Чему равна максимальная степень сжатия бензинового двигателя? Двигателг работающего на смешанном топливе?

4. Чему равна относительная эффективность двигателя?

5. Чему равен удельный расход топлива на единицу пройденного пути в сл> чае, когда используется чистый бензин и когда применяется топливная смесь?

3.7. Поршневой двигатель открытого цикла работает на атмосферном возду>е. который поступает в него в количестве 23 ■ 10 () кмоль при температуре 300 К и давлении 105 Па. Степень сжатия двигателя равна 5,74.

Сжатие и расширение происходят адиабатически. Подвод тепла осуществляется изобарически, а его отвод - изотермически. За цикл к газу подводится 500 Jb теплоты. Воздух имеет с. = 20 790 Дж/(К - кмоль) и у = 1,4.

Чему равна теоретическая эффективность двигателя? Сравните её с эффектив­ностью цикла Карно.

Выполните следующие действия:

рассчитайте начальный объем цилиндра;

определите для процесса адиабатического сжатия конечные значения V, р, Т и требуемой работы:

определите термодинамические параметры системы после подвода тепла; вычислите совершенную в процессе расширения работу.

3.8. Некоторый двигатель Стирлинга реализует при работе только половин; своей теоретической эффективности. Двигатель работает в диапазоне темпе­ратур от 1000 до 400 К. Какой будет эффективность устройства в следующих случаях:

1. Если использовать идеальный регенератор тепла, аргон в качестве рабочего тела, и степень сжатия 10:1.

2. При тех же, что и в п. 1, условиях степень сжатия равна 20:1.

3. При тех же, что и в п. 1, условиях, но без использования регенератора.

4. При тех же, что и в п. 2, условиях, но без использования регенератора.

3 9. При использовании обогащенных смесей уменьшается эффективность дви­гателя Отто, тогда как при работе на обедненной смеси могут возникнуть про - темы ее поджига. Решением этого вопроса может быть применение двигателей со стратифицированным горением.

Рассмотрим двигатель со степенью сжатия 9:1. Богатая смесь имеет у = 1,2, бедная смесь у = 1,6. При всех прочих равных условиях чему равно отношение ■»Ффективности использования обедненной смеси к эффективности использо - В. 4ия обогащенной смеси?

3.8. Рассмотрим двигатель Отто с искровым зажиганием, имеющий следующие характеристики:

максимальный объем цилиндра VQ= 1 л (КН м3); степень сжатия г = 9:1; давление в конце впуска р0= 5 104 Па; температура смеси в конце впуска 70 = 400 К; среднее значение показателя адиабаты смеси 1,4;

удельная теплоемкость смеси (при постоянном объеме) с = 20 кДжДК - кмоль).

кая мощность передается нагрузке, если вал двигателя вращается с частотой > *00 об/мин?

Чтомные массы: Н - 1 дальтон: С - 12 дальтон; N - 14 дальтон: 0-16 даль - тон. Присутствием аргона в смеси можно пренебречь.

3.12. Высшая теплота сгорания и-гептана (при 1 атм и 20 °С) равна 48,11 МДж/кг. Чему равна низшая теплота сгорания?

3.13. 1 моль некоторого газа (у = 1,6, cv = 13,86 Дж/(К кмоль) при 300 К занимает ьем 1 л. Для каждого шага, описанного ниже, определите величины р, Vu Т.

Шаг 1 -> 2.

Адиабатическое сжатие газа до объема 0,1 л. Какое количество энергии tV12 было затрачено при сжатии?

Шаг 2 -> 3.

Изотермическая передача рабочему телу 10 кДж тепла. Чему равна внешняя работа?

Шаг 3 -> 4.

Адиабатическое расширение газа 10:1.

Шаг 4 -> 1.

Изотермический отвод теплоты с возвратом газа в состояние 1. Чему равна отведенная энергия?

Чему равна общая эффективность цикла?

Чему равна эффективность соответствующего цикла Карно?

Какую мощность будет иметь двигатель, если его вал вращается с частотой 5000 об/мин (5000 циклов в минуту)?

3.14. В двигателе Стирлинга, рассмотренном ранее, происходит изотермическое сжатие, за которым следует изохорический подвод тепла, изотермическое сжатие и изохорический отвод тепла.

Изотермическое сжатие достаточно сложно обеспечить, особенно в дви­гателях, имеющих большую частоту врашения. Поэтому предположим, что двигатель при работе осуществляет адиабатическое сжатие. Примел., что другие фазы работы рассматриваемого двигателя соответствуют фа­зам ранее описанного двигателя. Так, при изотермическом подводе тепла к рабочему телу подводится 293 Дж. То есть «горячий» цилиндр после процесса адиабатического сжатия будет иметь температуру 652 К до окончания процесса подвола теплоты.

Определите теоретическую эффективность двигателя (без регенерации тепла) и сравните её с эффективностью соответствующего цикла Карно.

Определите мощность, производимую одним цилиндром данного двигателя, при­нимая условие, что эффективность реального двигателя будет приблизительно в 2 раза меньше, чем эффективность идеального. Частота вращения вала двига­теля 1800 об/мин. Каждый оборот врашения вала соответствует одному полному циклу двигателя. Для расчетов примите у = 1,4.

3.15. Предположим, что двигатель работает в температурном диапазоне меж­ду 1000 и 500 К с эффективностью двигателя Карно. Источник теплоты имеет мощность 100 кВт и температуру 1500 К. Данное тепло передается рабочему телу ранее описанного двигателя. Допустим, что передача теплового потока осуществляется при температурном градиенте, снижающем температуру от 1500 до 1000 К. Эффективность передачи тепла при этом примем равной 100 %, т. е. мощность 100 кВт подводится к двигателю без потерь.

Чему равна эффективность описанного выше двигателя, работающего по циклу Іирно? Чему равна полезная мощность данной системы (двигателя)?

3.16. Паровой котел подает пар в паровую турбину. В стенках котла име­йся каналы, по которым протекает пар. Эти стенки с одной стороны на­ходятся в зоне действия пламени топки. Температура нагретого пара 500 К, -.чпература стенки, контактирующей с пламенем, 1000 К. Через каждый квадратный сантиметр поверхности нагрева проходит тепловой поток 1 кВт. Теплопроводность металлических стенок канала X зависит от температуры следующему закону: X = 355 - 0.111Т (в системе СИ). Температура под- с" чвляется в кельвинах.

Рассчитайте толщину стенки.

2 Определите температуру в средней точке между внутренней и внешней стен­кой канала.

I". Четырехтактный двигатель Отто с искровым зажиганием имеет общий объем линдров 2 л и работает на метане (высшая теплота сгорания 55,6 МДж/кг). тепень сжатия в двигателе 10:1. Для впрыска топлива используется инжек - ная система, которая подает топливо таким образом чтобы выдерживалось аанное стехиометрическое соотношение. Показатель адиабаты смеси равен 1,4. ■стена обладает среднестатистическим уровнем потерь, поэтому действитель - ч мощность, которую вырабатывает двигатель, составляет 30 % идеальной, начале процесса сжатия давление рабочей смеси составляет только 5 104 На < температуре 350 К, так как гидравлические потери на входе можно считать небрежимо малыми.

му равна мощность, передаваемая двигателем на нагрузку, если частота вра - ргния его вала равна 5000 об/мин? С учетом особенностей двигателя расчет Сходимо произвести исходя из низшей теплоты сгорания топлива.

18. Рассмотрим двигатель с искровым зажиганием, степень сжатия которого на 9:1. Газ внутри цилиндра имеет у= 1,5.

начальном состоянии рабочее тело имеет следующие параметры: = I л;

I атм; Тх = 300 К.

конце процесса сжатия впрыскивается 10 мг бензина, затем смесь поджига - г"я. Сгорание топлива происходит мгновенно. Примем, что удельная теплота ания бензина 45 МДж/кг.

Определите идеальную эффективность двигателя.

Подсчитайте эффективность соответствующего заданным условиям цикла Карно.

3. Докажите, что уменьшение количества впрыскиваемого топлива за один пики приведет к приближению эффективности цикла Отто к эффективности ЦИК Карно.

3.19. В дизельном двигателе топливо впрыскивается в горячий сжатый воздух, находящийся в цилиндре, после чего смесь самопроизвольно возгорается. Пред­положим, что топливо подается относительно медленно, так что сгорание смеси имеет место практически при постоянном давлении. Степень сжатия г, использ> ■ емая в большинстве дизельных двигателей, находится в диапазоне между 16:1 и 22:1. В дизельных двигателях самопроизвольный поджиг надежно происходи при температуре воздуха не ниже 800 К.

Воздух имеет отношение удельной теплоемкости при постоянном давлении к удельной теплоемкости при постоянном объеме, равное 1,4 (у = 1,4). Пус температура воздуха на входе в холодный дизельный двигатель 300 К.

Какой должна быть минимальная степень сжатия, требуемая для запуска дви­гателя?

3.20. Рассмотрим машину, которая использует в качестве рабочего тела возд> і (у = 1,4) и выполняет последовательный ряд термодинамических процессов В конце каждого процесса определите характеристики состояния газа (давлениг. объем и температуру), а также энергию, характерную для каждого процесса.

В начальном состоянии (состояние 1) газ имеет следующие характеристики рх = 105 Па; Vx = 10-3 м3; Тх = 300 К.

1. 1-й процесс (шаг I -> 2): адиабатическое сжатие, уменьшение объема до 10-4 м3.

2. 2-й процесс (шаг 2 -> 3): изобарический подвод 200 Дж теплоты.

3. 3-й процесс (шаг 3 -> 4): адиабатическое расширение до V4 = 10_3м3.

Подсчитайте всю тепловую и механическую энергию, которая подводится к дви­гателю, и всю механическую энергию, отводящуюся от него. Исходя из этого определите эффективность машины. (Подсказка: не забудьте учесть все процес­сы, в которых отводится энергия.)

3. 21.В цикле дизельного двигателя можно различить следующие фазы:

фаза 1 2. Адиабатическое сжатие чистого воздуха от объема Vx до объема " :

фаза 2 -> 3. Сжигание топлива при постоянном давлении с расширением от объема V2 до объема К3;

фаза 3^4. Адиабатическое расширение от объема V3 до объема V4; фаза 4 -» 1. Изохорический отвод тепла, при котором газ оказывается в пер­воначальных условиях.

т цикл похож на цикл Отто с той лишь разницей, что в никле Отто сгорание исходит изохорически, тогда как в дизельном двигателе - изобарически, смотрим цикл, в котором Fj = К) 3 м3, V2 = 50 Ш-6 м3, V3 = 100 10-6 м3, = 105 Па, 7] - 300 К и для всех процессов будем считать у = 1,4.

Подсчитайте теоретическую эффективность цикла.

Подсчитайте эффективность с помощью уравнения эффективности цикла Дизеля, полученного в гл. 4.

Подсчитайте эффективность путем оценки всей механической энергии (сжатия и расширения) и всех тепловых процессов (подвода и отвода тепла). Будьте достаточно осторожными при анализе того, что происходит во время фазы сгорания (2->3), когда выделяется энергия сгорания топлива и одновременно производится некоторая механическая работа.

льтаты по пп. 2 и 3 должны быть одинаковыми.

Мы все знаем, что одной из основ материальной жизни современного человечества являются всем известные полезные ископаемые нефть и газ. Благословенные углеводороды так или иначе присутствуют в любой области нашей с вами жизни и первое, что приходит на ум любому человеку - горючее. Это бензин, керосин и природный газ, используемый в различных энергосистемах (в том числе и в двигателях транспортных средств).

Сколько автомобилей на дорогах мира и самолетов в воздухе сжигают в своих двигателях бензин и керосин... Количество их огромно и столь же огромен объем топлива, вылетающего, так сказать, в трубу (и при этом еще норовящего внести свою немалую долю в отравление атмосферы:-)). Однако процесс этот не бесконечен. Запасы нефти, из которой производится львиная доля используемого в мире горючего (несмотря на то, что она постепенно сдает свои позиции природному газу), быстро уменьшаются. Она постоянно дорожает и дефицит ее ощущается все больше.

Такое положение уже довольно давно заставляет исследователей и ученых всего мира искать альтернативные источники топлива, в том числе и для авиации. Одним из направлений такой деятельности стали разработки летательных аппаратов, использующих криогенное топливо.

Криогенный означает «рожденный холодом», и топливом в этом случае служит сжиженный газ, который хранится при очень низких температурах. Первым, привлекшим в этом плане внимание разработчиков газом, стал водород. Этот газ по своей теплотворной способности втрое превосходит керосин и, кроме того при его использовании в двигателе в атмосферу выделяется вода и совсем небольшое количество окислов азота. То есть для атмосферы он безвреден.
Криогенное топливо

Самолет ТУ-154Б-2

В середине 80-х годов прошлого века в конструкторском бюро А.Н.Туполева начали создавать самолет, использующий в качестве топлива жидкий водород. Он был разработан на базе серийного ТУ-154Б с использованием турбореактивного двухконтурного двигателя НК-88. Этот двигатель был создан в двигателестроительном конструкторском бюро им. Кузнецова (Самара) опять же на базе серийного двигателя для Ту-154 НК-8-2 и предназначался для работы на водороде или природном газе. Надо сказать, что в этом бюро работы по новой тематике велись еще с 1968 года.
Криогенное топливо

Тот самый самолет Ту-155 на хранении... К сожалению отвратительном хранении:-(

Новый самолет, работающий на криогенном топливе получил наименование ТУ-155. Однако все не так просто. Дело в том, что водород - это опасное топливо. Он чрезвычайно горюч и взрывоопасен. Обладает исключительной проникающей способностью, а храниться и транспортироваться может только в сжиженном состоянии при очень низких температурах, близких к абсолютному нулю (-273 градуса по Цельсию). Эти особенности водорода представляют собой достаточно большую проблему.

Поэтому ТУ-155 представлял собой летающую лабораторию для исследования и решения существующих проблем и базовый самолет при ее создании подвергся коренной переделке. Вместо правого двигателя НК-8-2 был установлен новый криогенный НК-88 (два других остались родными:-)). В задней части фюзеляжа на месте пассажирского салона разместили специальный бак для криогенного топлива, жидкого водорода, объемом 20 куб.м. с усиленной экранно-вакуумной изоляцией, где водород мог храниться при температуре ниже минус 253 градуса Цельсия. К двигателям он подавался специальным турбонасосным агрегатом, как на ракете.
Криогенное топливо

Двигатель НК-88. Сверху на двигателе виден массивный турбонасосный агрегат

Из-за большой взрывоопасности пришлось из отсека с топливным баком удалить практически все электрооборудование, дабы исключить малейшую возможность искрообразования, и весь отсек постоянно продувался азотом или воздухом. Для управления агрегатами силовой установки была создана специальная гелиевая система управления. Кроме того пары водорода из бака нужно было отводить подальше от двигателей, чтобы избежать воспламенения. Для этого сделали дренажную систему. На самолете хорошо видны ее отводы в хвостовой части фюзеляжа (особенно на киле).
Криогенное топливо

Компоновочная схема ТУ-155. Голубой - топливный бак. В переднем отсеке - обеспечивающее оборудование. Красным - криогенный двигатель

В целом было создано и внедрено более 30-ти новых самолетных систем. Вобщем работа была проведена грандиозная:-) . А ведь еще нужно было наземное, не менее сложное, обеспечивающее заправку и хранение оборудование. Правда тогда полным ходом шла разработка системы «Буран», на ракете-носителе которой одним из компонентов топлива был жидкий водород. Поэтому считалось, что все будет поставлено на промышленную основу и недостатка в топливе не будет. Но, я думаю, каждому понятно, что криогенное топливо в такой системе становится просто «золотым» по стоимости. И это означает, что коммерческое использование жидкого водорода в ближайшем будущем вряд ли возможно. Поэтому уже тогда шла подготовка к переходу на другой вид криогенного топлива - сжиженный природный газ (СПГ).

Тем не менее первый полет ТУ-155 на жидком водороде состоялся 15 апреля 1988 года. Еще кроме этого было 4 таких полета. После этого ТУ-155 подвергся доработке для полетов с использованием сжиженного природного газа (СПГ).

Этот вид топлива по сравнению с водородом значительно дешевле и доступнее, кроме того он еще и в несколько раз дешевле керосина. Теплотворная способность его на 15% выше, чем у керосина. Кроме того он также мало засоряет атмосферу, а хранить его можно при температуре минус 160 градусов, что на целых 100 градусов выше, чем у водорода. Кроме того на фоне водорода СПГ все же менее пожароопасен (хотя, конечно, опасность такая все же существует) и имеется достаточный опыт поддержания его в безопасном состоянии. Организация газоснабжения (СПГ) аэродромов вобщем-то тоже не представляет чрезвычайной сложности. Почти к каждому крупному аэропорту подведены газовые трубопроводы. Вобщем достоинств хватает:-) .

Первые полеты ТУ-155 уже использующего криогенное топливо сжиженный природный газ состоялись в январе 1989 года. (Ролик, помещенный ниже, рассказывает об этом). Еще было около 90 таких полетов. Все они показали, что расход топлива по сравнению с керосином уменьшается почти на 15%, то есть самолет становится экономичнее и выгоднее.

Теперь немного о перспективах... В конце 90-х главный распорядитель российских газовых запасов Газпром выступил с инициативой постройки в начале грузо-пассажирского, а потом и просто пассажирского самолета, который мог бы полностью работать на СПГ. Самолет получил наименование ТУ-156 и создавался на базе уже имеющегося ТУ-155. На него должны были устанавливаться три новых двигателя НК-89. Это ТРДД, аналогичные НК-88, но имеющие две независимые топливные системы: одну для керосина и другую для криогенного топлива (СПГ). Это было удобно в том плане, что далеко не везде имелась возможность заправки газом, и самолет мог бы по мере необходимости переходить с одной системы питания на другую. На это по разработанной технологии требовалось всего пять минут. НК-89 имел также теплообменник в затурбинном пространстве, где сжиженный газ переходил в газообразное состояние и затем поступал в камеру сгорания.

Были проведены большие исследовательские и расчетные работы по перекомпоновке отсеков и расположения топливных баков. К 2000-му году на Самарском авиационном заводе должны были быть выпущены три ТУ-156 и начата их сертификация и опытная эксплуатация. Но... К сожалению этого сделано не было. И препятствия к осуществлению задуманных планов были исключительно финансовыми.

После были разработаны еще несколько проектов самолетов, использующих криогенное топливо (СПГ), такие, как, например,ТУ-136 с турбовинтовыми двигателями, работающими как на керосине, так и на сжиженном газе и широкофюзеляжный ТУ-206 с турбореактивными двигателями, работающими на СПГ. Однако на данный момент все эти проекты так пока проектами и остались.
Криогенное топливо

Модель самолета Ту-136

Криогенное топливо

Модель самолета ТУ-206 (ТУ-204К)

Как сложатся дела в этой области авиационной науки и техники покажет время. Пока создание летательных аппаратов, использующих криогенное топливо тормозится различными обстоятельствами, как объективными, так и субъективными. Предстоит еще много сделать в области разработки специальных самолетных систем, развития наземной инфраструктуры, систем транспортировки и хранения топлива. Но тема эта чрезвычайно перспективна (и, на мой взгляд, очень интересна:-)). Водород, с его огромной энергоемкостью и практически неисчерпаемыми запасами, - это топливо будущего. Об этом можно говорить с полной уверенностью. Переходным этапом к этому служит использование природного газа.

И этот решительный шаг в будущее сделан именно в России. Испытываю гордость еще раз говоря об этом:-) . Нигде в мире не было и по сей день нет летательных аппаратов, подобных нашему ТУ-155. Хочется привести слова известного американского авиационного инженера Карла Бревера: "Русские совершили в авиации дело, соразмерное полету первого спутника Земли!"

Это истинная правда! Очень только хочется, чтобы дела эти шли потоком (а русские это могут:-)), и чтобы поток этот был непрерывен, а не двигался рывками, как это у нас часто бывает...

Жидкостный ракетный двигатель – это двигатель, топливом для которого служат сжиженные газы и химические жидкости. В зависимости от количества компонентов ЖРД делятся на одно-, двух- и трехкомпонентные.

Краткая история развития

Впервые использование сжиженного водорода и кислорода как топлива для ракет предложил К.Э. Циолковский в 1903 году. Первый прототип ЖРД создал американец Роберт Говард в 1926 году. Впоследствии подобные разработки проводились в СССР, США, Германии. Самых больших успехов добились немецкие ученые: Тиль, Вальтер, фон Браун. Во время Второй мировой войны они создали целую линейку ЖРД для военных целей. Есть мнение, что создай Рейх «Фау-2» раньше, они бы выиграли войну. Впоследствии холодная война и гонка вооружений стали катализатором для ускорения разработок ЖРД с целью применения их в космической программе. При помощи РД-108 были выведены на орбиту первые искусственные спутники Земли.

Сегодня ЖРД используется в космических программах и тяжелом ракетном вооружении.

Сфера применения

Как уже было сказано выше, ЖРД используется в основном как двигатель космических аппаратов и ракет-носителей. Основными преимуществами ЖРД есть:

• наивысший удельный импульс в классе;
• возможность выполнения полной остановки и повторного запуска в паре с управляемостью по тяге дает повышенную маневренность;
• значительно меньший вес топливного отсека в сравнении со твердотопливными двигателями.

Среди недостатков ЖРД:

• более сложное устройство и дороговизна;
• повышенные требования к безопасной транспортировке;
• в состоянии невесомости необходимо задействовать дополнительные двигатели для осаждения топлива.

Однако основным недостатком ЖРД является предел энергетических возможностей топлива, что ограничивает космическое освоение с их помощью до расстояния Венеры и Марса.

Устройство и принцип действия

Принцип действия ЖРД один, но он достигается при помощи разных схем устройств. Горючее и окислитель при помощи насосов поступают из разных баков на форсуночную головку, нагнетаются в камеру сгорания и смешиваются. После возгорания под давлением внутренняя энергия топлива превращается в кинетическую и через сопло вытекает, создавая реактивную тягу.

Топливная система состоит из топливных баков, трубопроводов и насосов с турбиной для нагнетания топлива из бака в трубопровод и клапана-регулятора.

Насосная подача топлива создает высокое давление в камере и, как следствие, большее расширение рабочего тела, за счет которого достигается максимальное значение удельного импульса.

Форсуночная головка – блок форсунок для осуществления впрыска топливных компонентов в камеру сгорания. Основное требование к форсунке – качественное смешивание и скорость подачи топлива в камеру сгорания.

Система охлаждения

Хотя доля теплоотдачи конструкции в процессе сгорания незначительна, проблема охлаждения актуальна ввиду высокой температуры горения (>3000 К) и грозит термическим разрушением двигателя. Выделяют несколько типов охлаждения стенок камеры:

Регенеративное охлаждение базируется на создании полости в стенках камеры, через которую проходит горючее без окислителя, охлаждая стенку камеры, а тепло вместе с охладителем (горючим) возвращается обратно в камеру.

Пристенный слой – это созданный из паров горючего слой газа у стенок камеры. Достигается этот эффект путем установки по периферии головки форсунок подающих только горючее. Таким образом горючая смесь испытывает недостаток окислителя, и горение у стенки происходит не так интенсивно, как в центре камеры. Температура пристенного слоя изолирует высокие температуры в центре камеры от стенок камеры сгорания.

Абляционный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя осуществляется нанесением на стенки камеры и сопел специального теплозащитного покрытия. Покрытие при высоких температурах переходит из твердого состояния в газообразное, поглощая большую долю тепла. Данный метод охлаждения жидкостного ракетного двигателя использовался в лунной программе «Аполлон».

Запуск ЖРД очень ответственная операция в плане взрывоопасности при сбоях в ее осуществлении. Есть самовоспламеняющиеся компоненты, с которыми не возникает трудностей, однако при использовании для воспламенения внешнего инициатора необходима идеальная согласованность подачи его с компонентами топлива. Скопление несгоревшего топлива в камере имеет разрушительную взрывную силу и сулит тяжелые последствия.

Запуск больших жидкостных ракетных двигателей проходит в несколько ступеней с последующим выходом на максимальную мощность, в то время как малые двигатели запускаются с моментальным выходом на стопроцентную мощность.

Система автоматического управления жидкостных ракетных двигателей характеризируется выполнением безопасного запуска двигателя и выхода на основной режим, контролем стабильной работы, регулировкой тяги согласно плану полета, регулировкой расходников, отключением при выходе на заданную траекторию. Вследствие не поддающихся расчетам моментов ЖРД оснащается гарантийным запасом топлива, чтобы ракета могла выйти на заданную орбиту при отклонениях в программе.

Компоненты топлива и их выбор в процессе проектирования являются решающими в схеме построения жидкостного ракетного двигателя. Исходя из этого, определяются условия хранения, транспортировки и технологии производства. Важнейшим показателем сочетания компонентов является удельный импульс, от которого зависит распределение процента массы топлива и груза. Размеры и масса ракеты рассчитываются при помощи формулы Циолковского. Кроме удельного импульса, плотность влияет на размер баков с компонентами горючего, температура кипения может ограничивать условия эксплуатации ракет, химическая агрессивность свойственна всем окислителям и при несоблюдении правил эксплуатации баков может стать причиной возгорания бака, токсичность некоторых соединений топлива может нанести серьезный вред атмосфере и окружающей среде. Поэтому фтор хотя и является лучшим окислителем, чем кислород, не используется ввиду своей токсичности.

Однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели как топливо используют жидкость, которая, взаимодействуя с катализатором, распадается с выходом горячего газа. Основное преимущество однокомпонентных ЖРД в простоте их конструкции, и хотя удельный импульс таких двигателей небольшой, они идеально подходят как двигатели с малой тягой для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Данные двигатели используют вытеснительную систему подачи горючего и ввиду небольшой температуры процесса не нуждаются в системе охлаждения. К однокомпонентным двигателям относятся также газореактивные двигатели, которые используются в условиях недопустимости тепловых и химических выхлопов.

В начале 70-х годов США и СССР разрабатывали трехкомпонентные жидкостные ракетные двигатели, которые использовали бы в качестве горючего водород и углеводородное горючее. Таким образом двигатель работал бы на керосине и кислороде при запуске и переключался на жидкий водород и кислород на большой высоте. Примером трехкомпонентного ЖРД в России есть РД-701.

Управление ракетой впервые было применено в ракетах «Фау-2» при использовании графитных газодинамических рулей, однако это снижало тягу двигателя, и в современных ракетах используются поворотные камеры, прикрепленные к корпусу шарнирами, создающими маневренность в одной или двух плоскостях. Кроме поворотных камер, используются также двигатели управления, которые закреплены соплами в противоположном направлении и включаются при необходимости управления аппаратом в пространстве.

ЖРД закрытого цикла – это двигатель, один из компонентов которого газифицируется при сжигании при небольшой температуре с малой частью другого компонента, полученный газ выступает как рабочее тело турбины, а после подается в камеру сгорания, где сгорает с остатками топливных компонентов и создает реактивную тягу. Основным недостатком данной схемы есть сложность конструкции, но при этом удельный импульс увеличивается.

Перспектива увеличения мощности жидкостных ракетных двигателей

В российской школе создателей ЖРД, руководителем которой долгое время был академик Глушко, стремятся к максимальному использованию энергии топлива и, как следствие, предельно возможному удельному импульсу. Так как максимальный удельный импульс можно получить лишь при повышении расширения продуктов сгорания в сопле, все разработки ведутся на поиски идеальной топливной смеси.

Использование: в ракетно-космической технике, конкретно в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД), использующих в качестве топлива криогенный окислитель и углеводородное горючее. Сущность изобретения: ЖРД содержит камеру сгорания с соплом, турбонасосы (ТН) криогенного окислителя и горючего, имеющие приводные турбины и газогенератор (ГГ), снабженный рубашкой охлаждения, подключенный к расходной магистрали окислителя. Выход ГГ соединен с входом турбины ТН горючего, а выход из рубашки охлаждения ГГ соединен с входом второй турбины ТН окислителя, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к входу ТН окислителя. Поступающий в рубашку охлаждения ГГ криогенный окислитель газифицируется за счет теплообмена с генераторным газом и используется в качестве рабочего тела для привода Т окислителя. При этом обеспечивается эффективное охлаждение генераторного газа, что позволяет сжигать топливо в ГГ при оптимальном соотношении компонентов, исключив повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины, и уменьшить количество сжигаемого топлива. 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), работающих на криогенном топливе, в частности двигателей ракетных блоков и космических аппаратов, использующих в качестве компонентов топлива криогенный окислитель жидкий кислород и углеводородное горючее. Известен жидкостный ракетный двигатель, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос окислителя и турбонасос горючего с расходными магистралями окислителя и горючего, связанные с турбиной, газогенератор привода турбины, выход которой подключен к камере сгорания, при этом расходная магистраль горючего подключена к камере сгорания и соединена параллельной линией со входом газогенератора, к которому подключена также расходная магистраль окислителя ("Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей" под ред. В.М.Кудрявцева. М. Высшая школа, 1983, стр. 11, рис. 1.6). В известном ЖРД одним из компонентов топлива поступает из турбонасоса в газогенератор полностью, а другой частично. При сжигании их в газогенераторе образуется высокотемпературный газ либо с избытком окислителя (окислительный), либо с избытком горючего (восстановительный), который поступает на привод турбины турбонасосов окислителя и горючего. Отработавшие на турбины продукты газогенерации дожигаются в камере сгорания ЖРД. В случае использования в ЖРД криогенного топлива, в частности криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), что имеет место в двигателях ракетных блоков ступеней ракет-носителей и космических аппаратов, привод турбины осуществляется окислительным генераторным газом, поскольку газификация низкокипящего окислителя намного легче, чем высококипящего горючего. При этом температура генераторного газа в турбине составляет несколько сотен градусов при очень большом коэффициенте избытка окислителя (альфа > 10), а давление газа за турбиной превышает давление в камере сгорания двигателя, достигающее 100 и более (до 300) атмосфер. Большой избыток кислорода при высоких значениях давления и температуры обуславливают крайне высокую агрессивность и взрывоопасность генераторного газа. В этой связи предъявляются очень высокие требования к качеству очистки и промывки базов окислителя и горючего двигательной установки и подводящих магистралей. Соблюдение этих требований связано с большими трудозатратами и приводит к значительному удорожанию изделия, однако оно не может полностью обеспечить эксплуатационной надежности ЖРД в части его безопасности. Обладающий высокой агрессивностью окислительный генераторный газ может вызвать выход из строя уплотнения валов турбонасосов окислителя и горючего в турбине, что приводит к аварии ЖРД. Высокая агрессивность генераторного газа приводит также к повышенному износу элементов турбины и снижению ресурса ее работы. Наиболее близким к предложенному является жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, включающем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащем криогенный окислитель и углеводородное горючее, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос горючего, соединенные через расходные магистрали с камерой сгорания, газогенератор, вход которого подключен к магистралям окислителя и горючего, а выход соединен с входным патрубком турбины, связанной с турбонасосами окислителя и горючего и имеющей выхлопной патрубок ("Космонавтика", Энциклопедия, под ред. В. П. Глушко, М. Сов. энциклопедия, 1985, стр. 217). В данном ЖРД основное количество компонентов топлива после турбонасосов вводится в камеру сгорания, а меньшая их часть поступает в газогенератор. Так как в газогенератор вводится лишь небольшая часть окислителя, значительно снижается, по сравнению с прототипом, агрессивность генераторного газа в турбине. Снижается также давление газа на турбине, поскольку выхлоп ее производится в атмосферу. В результате значительно улучшаются условия работы турбины, снижается взрывоопасность и повышается эксплуатационная надежность двигателя. Однако в данной конструкции ЖРД химическая энергия топлива, поступающего в газогенератор, используется не полностью, что снижает экономичность двигателя. Это связано с необходимостью, из условия обеспечения термостойкости лопаток турбины, поддерживать температуру генераторного газа более низкой, чем температура продуктов сгорания в камере сгорания. Поэтому сжигание топлива в газогенераторе производится не при оптимальном соотношении компонентов, а с некоторым избытком окислителя. В результате один из компонентов топлива не догорает, что увеличивает затраты топлива на создание единичного импульса тяги. Задачей изобретения является повышение экономичности ЖРД, работающего на криогенном топливе, за счет уменьшения количества топлива, сжигаемого в газогенераторе, и повышение полноты сгорания топлива в газогенераторе. Поставленная задача достигается за счет того, что жидкостный ракетный двигатель на криогенном топливе, содержащий камеру сгорания с соплом, турбонасос криогенного окислителя и турбонасос углеводородного горючего с расходными магистралями, газогенератор, выход которого соединен со входом турбины, связанной с турбонасосом горючего и имеющей выхлопной патрубок, в соответствии с изобретением, снабжен второй турбиной, связанной с турбонасосом криогенного окислителя, а газогенератор снабжен рубашкой охлаждения, подключенной через отсечной клапан к расходной магистрали окислителя, при этом выход из рубашки охлаждения газогенератора соединен с входом второй турбины, выход которой через теплообменник, установленный на расходной магистрали окислителя, подключен к расходной магистрали перед турбонасосом криогенного окислителя. Наличие у газогенератора рубашки охлаждения, подключенной к магистрали окислителя, позволяет газифицировать поступающий в рубашку криогенный окислитель за счет его теплообмена с высокотемпературными продуктами газогенерации и подогреть полученный газ до температуры рабочего тела турбины (600-900 K). Наличие второй турбины, связанный с турбонасосом окислителя и соединенной с выходом из рубашки охлаждения газогенератора, позволяет использовать газифицированный и подогретый криогенный окислитель для привода турбонасоса окислителя. Наличие рубашки охлаждения газогенератора с криогенным хладагентом обеспечивает высокоэффективное охлаждение генераторного газа, что дает возможность сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении компонентов, исключив при этом повышенное термическое воздействие газа на лопатки турбины. За счет оптимального соотношения сжигаемых компонентов обеспечивается наиболее полное выделение тепловой энергии топлива в газогенераторе, а охлаждение генераторного газа криогенным компонентом, подаваемым затем на привод турбонасоса окислителя, повышает эффективность использования выделяющейся тепловой энергии топлива. При этом исключаются потери на привод турбонасоса окислителя, поскольку газифицированный криогенный окислитель после турбины и теплообменника вновь поступает в расходную магистраль окислителя и, в конечном счете, сгорает в камере сгорания или газогенераторе при оптимальном стехиометрическом соотношении с горючим. Эти обстоятельства позволяют значительно уменьшить количество топлива, используемого в газогенераторе на привод турбонасосов окислителя и горючего, и за счет этого повысить экономичность работы ЖРД. На фиг. 1 приведена схема двигателя; на фиг. 2 размещение сопла инжектора в подводящей магистрали окислителя, узел I на фиг. 1. Двигатель содержит камеру сгорания 1 со смесительной головкой 2 и сопло 3, имеющие тракт охлаждения 4. К смесительной головке 2 подключены расходная магистраль окислителя 5, связанная через турбонасос окислителя 6 и магистраль 7 с баком криогенного окислителя, и расходная магистраль горючего 8, связанная через турбонасос горючего 9 и магистраль 10 с баком углеводородного горючего, причем магистраль 8 соединена с головкой 2 через тракт охлаждения 4. Турбонасос горючего 9 имеет приводную турбину 11, подключенную к газогенератору 12, вход которого через линии 13 и 14 соединен с расходными магистралями окислителя 5 и горючего 8. Двигатель снабжен также второй турбиной 15, связанной с турбонасосом окислителя 6, а газогенератор 12 снабжен рубашкой охлаждения 16, вход которой линией 17 с отсечным клапаном 18 подключен к расходной магистрали окислителя 5. Выход из второй турбины 15 через теплообменник 19, установленный на расходной магистрали окислителя 5, и сопло 20 инжектора подключен к подводящей магистрали окислителя 7 перед турбонасосом 6. Турбина 11, подключенная к газогенератору 12, имеет выхлопной патрубок 21 со вспомогательным соплом. В расходных магистралях окислителя 5 и горючего 8 установлены отсечные клапаны 22 и 23, на линиях 13 и 14 подвода в газогенератор окислителя и горючего установлены отсечные клапаны 24 и 25. При работе двигателя турбонасосами 6 и 9 производится подача криогенного окислителя и горючего по магистралям 5 и 8 в камеру сгорания 1. При этом небольшая часть окислителя и горючего по линиям 13 и 14 подводится в газогенератор 12, где сжигается при их оптимальном соотношении. Продукты газогенерации поступают на привод турбины 11, обеспечивающей работу турбонасоса горючего 9, и затем через выхлопной патрубок 21 и вспомогательное сопло выбрасываются в атмосферу. Одновременно другая часть окислителя (приблизительно 5% от общего количества) по линии 17 поступает в рубашку охлаждения 16 газогенератора 12, в которой газифицируется и подогревается за счет теплообмена с генераторным газом. В результате этого значительно снижается температура генераторного газа, поступающего в турбину 11, а подогретые пары окислителя направляются на привод турбины 15, обеспечивающей работу турбонасоса окислителя 6. Отработавшие на турбине 15 пары окислителя проходят теплообменник 19, где охлаждаются основным потоком криогенного окислителя, поступающего по расходной магистрали 5 в камеру сгорания 1. Охлажденные пары окислителя через сопло 20 инжектора, установленного в магистрали 7, подаются на вход турбонасоса окислителя 6. Таким образом, подача криогенного окислителя в рубашку охлаждения 16 газогенератора обеспечивает эффективное снижение температуры генераторного газа, поступающего в турбину 11, и позволяет сжигать топливо в газогенераторе при оптимальном соотношении компонентов. При этом часть энергии топлива, сжигаемого в газогенераторе, расходуется на привод турбины 11 турбонасоса горючего, а другая часть энергии топлива путем теплообмена передается криогенному компоненту, превращая его в рабочее тело турбины 15 привода турбонасоса окислителя. В результате снижаются потери на привод турбонасосов подачи окислителя и горючего и уменьшается количество сжигаемого в газогенераторе топлива, что позволяет повысить экономичность работы ЖРД. Эффективное охлаждение генераторного газа перед турбиной 11 повышает также надежность работы турбины и двигателя в целом. Поскольку сжигание топлива в газогенераторе предложенного ЖРД производится при оптимальном соотношении компонентов, ликвидируется токсичность выхода после турбины 11. Уменьшение количества сжигаемого в газогенераторе топлива и повышение полноты его сгорания позволяет обеспечить экологическую чистоту двигателя. Расчеты показывают, что изобретение позволяет в 2-3 раза снизить количество топлива, подаваемого на сжигание в газогенератор. В частности, использование предложенного ЖРД в разгонном блоке космического аппарата с полезным грузом 2 т позволит сэкономить 150 кг топлива, используемого для привода турбонасоса жидкого кислорода и углеводородного горючего (керосина). Одновременно с экономией топлива на 150 кг увеличивается вес полезного груза, выводимого с помощью космического аппарата на целевую орбиту.